楊黨國, 劉 俊, 王顯圣, 施 傲, 周方奇, 鄭曉東

(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽 621000;2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高速空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

空腔繞流具有典型的波/渦/剪切層干擾和強(qiáng)的流動非定常/非線性等特征，一直以來都是空氣動力學(xué)領(lǐng)域的一個(gè)研究熱點(diǎn)和基本構(gòu)型，且其普遍存在于航空航天領(lǐng)域，如物體表面的切口、凹槽、燃燒室、飛機(jī)起落架艙及內(nèi)埋武器艙等。因高速氣流流經(jīng)空腔極易在腔內(nèi)形成復(fù)雜的非定常流動(滿足一定的空氣動力學(xué)和幾何條件)，流動可能出現(xiàn)自激振蕩，進(jìn)而誘發(fā)腔內(nèi)的高強(qiáng)噪聲載荷，出現(xiàn)流聲耦合現(xiàn)象[1]。

從20世紀(jì)50年代起，研究者們就對空腔靜態(tài)流動特性和流動控制做了較多研究[2-20]，研究指出開式空腔(長深比L/D≤10)內(nèi)的噪聲聲壓級可高達(dá)170 dB，且腔內(nèi)存在多個(gè)聲壓峰值激振頻率。隨著研究的深入，近年來對空腔復(fù)雜流動與噪聲產(chǎn)生機(jī)理、空腔噪聲控制方法研究較多。如國外的Bian等[21]采用高時(shí)間分辨率PIV技術(shù)研究剪切層中渦擾動的不穩(wěn)定增長特性，分析了流動結(jié)構(gòu)相干特性和渦/固壁相互作用機(jī)制。Crook等[22]對空腔流動三維特性進(jìn)行了分析，在腔內(nèi)外不均勻壓力場作用下，流向渦導(dǎo)致流動不穩(wěn)定性增強(qiáng)，同時(shí)改變了空腔流場自激振蕩特性。Liu等[23]通過分析渦-固壁相互作用，發(fā)現(xiàn)剪切層低頻運(yùn)動對于空腔流動自激振蕩具有重要影響。F Tuerke等[24]采用穩(wěn)定性分析理論研究了空腔波系產(chǎn)生機(jī)制。Katya M Casper等[25]采用試驗(yàn)測量、Steven J Beresh等[26]和Justin L Wagner等[27]采用PIV研究了空腔復(fù)雜幾何參數(shù)變化對空腔流動/噪聲的影響敏感性，指出在跨超聲速時(shí)腔內(nèi)噪聲較亞聲速時(shí)升高。

為了深入開展空腔流動與噪聲特性研究，獲得能夠用于空腔流動與噪聲機(jī)理分析、計(jì)算方法驗(yàn)證、控制策略研究的基本數(shù)據(jù)和準(zhǔn)確輸入，對以往國內(nèi)外采用的空腔模型幾何構(gòu)型和設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了深入分析，發(fā)現(xiàn)平板-空腔模型是一種典型的構(gòu)型，主要由平板、腔體和蓋板等三部分組成，通過平板發(fā)展的湍流邊界層一般要比風(fēng)洞側(cè)壁自由湍流邊界層厚度要低1個(gè)數(shù)量級左右，更接近真實(shí)飛行條件下邊界層厚度與起落架艙、內(nèi)埋武器艙等空腔結(jié)構(gòu)的幾何比例。由于其在模擬邊界層厚度方面的明顯優(yōu)勢，平板-空腔模型在風(fēng)洞試驗(yàn)研究中應(yīng)用十分廣泛。

國外許多研究機(jī)構(gòu)都采用了該幾何構(gòu)型空腔模型，并對其流動/噪聲特性開展了較多研究，如常見的M219空腔模型。國內(nèi)在開展空腔流動試驗(yàn)研究時(shí)，也越來越多地采用平板-空腔模型。中國空氣動力研究與發(fā)展中心楊黨國、羅新福等人在“十一五”和“十二五”期間采用的空腔模型前緣平板角度較小，均在5°之內(nèi)，但對平板長度模擬邊界層厚度規(guī)律等研究較少[28-31]。2015年，中國航天空氣動力技術(shù)研究院的趙小見等人[32]采用了一種類似DLR空腔的外形開展了低速條件下的空腔聲源辨識和強(qiáng)度評估。中國航空工業(yè)空氣動力研究院宋文成等人[33]采用了一種類似美國空軍低湍流光學(xué)空腔模型的外形，開展了亞、超聲速條件下空腔流動控制試驗(yàn)研究，但該模型前緣平板尖劈角度較大，約為30°以上。對上述空腔模型進(jìn)行總結(jié)和分析，不難發(fā)現(xiàn)，國內(nèi)外科研機(jī)構(gòu)在設(shè)計(jì)平板-空腔模型時(shí)普遍采用前緣平板尖劈外形，但是尖劈角度存在明顯差異。德國宇航院、美國空軍實(shí)驗(yàn)室、中國航天空氣動力技術(shù)研究院、中國空氣動力研究與發(fā)展中心等設(shè)計(jì)前緣外形時(shí)選擇了較小的前緣尖劈角度(5°及5°以內(nèi))，而英國的防務(wù)科學(xué)和研究機(jī)構(gòu)、中國航空工業(yè)空氣動力研究院等采用了較大尖劈角度的前端外形(15°及15°以上)。

綜合分析發(fā)現(xiàn)，平板-空腔模型前緣平板尖劈角度是影響空腔來流形態(tài)和邊界層特征模擬參數(shù)的一個(gè)關(guān)鍵因素。平板長度影響邊界層厚度的模擬，尖劈角度影響來流邊界層形態(tài)的模擬，是導(dǎo)致數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果存在差異的主要原因。為此，本文在前期分析空腔前緣平板尖劈角度對來流邊界層形態(tài)和厚度的影響規(guī)律的基礎(chǔ)上，優(yōu)化空腔與平板參數(shù)，以準(zhǔn)確模擬來流邊界層厚度和形態(tài)，設(shè)計(jì)典型的空腔標(biāo)準(zhǔn)模型，并深入分析了該模型的流動/噪聲特性及參數(shù)影響規(guī)律，為數(shù)值計(jì)算方法驗(yàn)證和空腔流動/噪聲機(jī)理分析提供了基本數(shù)據(jù)。

1 典型構(gòu)型空腔模型設(shè)計(jì)

綜合考慮先進(jìn)飛行器內(nèi)埋武器艙應(yīng)用背景和要求，初步設(shè)計(jì)了一種尾支撐方式的平板-空腔外形模型(見圖1，代號：C201)，總長514 mm，寬320 mm，長深比為6。為研究方便，加工三種空腔腔體，分別是寬深比為2的“寬測壓腔”、寬深比為1的“窄測壓腔”，以及用于油流試驗(yàn)的“油流腔”。兩種“測壓腔”在腔體底部和前后側(cè)壁布有脈動壓力和靜壓測點(diǎn)；“油流腔”內(nèi)部為光滑的金屬表面，沒有螺釘孔、靜壓孔和脈動壓力孔等孔隙結(jié)構(gòu)，為了增強(qiáng)油流的對比度，通過電化學(xué)的方法使腔體表面黑化。三種空腔的長度(L)均為200 mm，深度(D)均為33.3 mm?！皩挏y壓腔”和“油流腔”寬度(W)為66.7 mm，“窄測壓腔”寬度為33.3 mm?？涨磺坝幸欢伍L約200 mm的平板用于發(fā)展湍流邊界層。亞聲速時(shí)，平板前緣截面為橢圓形構(gòu)型，抑制平板前緣來流邊界層流動分離。超聲速來流時(shí)，平板前緣截面為三角形尖劈，尖劈角度為5°，避免在平板前緣形成脫體激波。

2 空腔標(biāo)模風(fēng)洞試驗(yàn)方法

試驗(yàn)在中國空氣動力研究與發(fā)展中心的0.6 m亞跨超聲速風(fēng)洞中完成，風(fēng)洞試驗(yàn)段橫截面尺寸為0.6 m×0.6 m，來流Ma范圍為0.6～2.0，模型攻角基本狀態(tài)為0°。為保證空腔-平板前緣邊界層充分發(fā)展，在平板前緣貼有粗糙帶，以保證邊界層充分發(fā)展為湍流，來流邊界層厚度與空腔深度之比約為0.1。主要開展了空腔靜態(tài)壓力分布、動態(tài)壓力分布以及表面流動圖譜等特征參數(shù)測量試驗(yàn)，研究了不同來流馬赫數(shù)、不同模型攻角對空腔內(nèi)流動/噪聲特性的影響規(guī)律。

2.1 空腔標(biāo)模靜/動壓測量方法

在C201空腔標(biāo)模壁面和底面中軸線上共交替布置11個(gè)靜壓測點(diǎn)和11個(gè)脈動壓力測點(diǎn)(見圖2)。靜壓測點(diǎn)孔徑為0.6 mm，脈動壓力測點(diǎn)孔徑為1.5 mm，由于靜壓測點(diǎn)孔徑較小，試驗(yàn)中需特別注意防止灰塵、鐵屑等細(xì)小顆粒進(jìn)入孔內(nèi)。底面布置8個(gè)靜壓測點(diǎn)和7個(gè)脈動壓力測點(diǎn)，靜壓測點(diǎn)和脈動壓力測點(diǎn)以14 mm的間隔交替均勻分布。空腔前緣布置了2個(gè)脈動壓力測點(diǎn)和1個(gè)靜壓測點(diǎn)，前后壁各布置一對脈動壓力測點(diǎn)和靜壓測點(diǎn)。為便于試驗(yàn)數(shù)據(jù)的記錄和對比分析，對靜壓測點(diǎn)和脈動壓力測點(diǎn)分別編號，沿流向，靜壓測點(diǎn)依次編號為A1～A11，脈動壓力測點(diǎn)依次編號為B1～B11。

C201空腔標(biāo)模測點(diǎn)布置方案與其他常規(guī)試驗(yàn)基本相同，不同之處在于在空腔前緣布置了靜壓和脈動壓力測點(diǎn)。其中，脈動壓力測點(diǎn)主要用于測量風(fēng)洞背景和前緣平板邊界層混合噪聲，通過與空腔內(nèi)的噪聲比較，分析風(fēng)洞背景噪聲與空腔噪聲之間的影響關(guān)系；靠近空腔前緣的脈動壓力測點(diǎn)，用于驗(yàn)證超聲速條件下，是否存在反射激波繞過前緣點(diǎn)向前傳播的現(xiàn)象；靜壓測點(diǎn)的靜壓數(shù)據(jù)用于修正來流馬赫數(shù)以及計(jì)算腔內(nèi)測點(diǎn)上的靜壓系數(shù)。試驗(yàn)中的靜態(tài)壓力和脈動壓力試驗(yàn)數(shù)據(jù)均按照《高速風(fēng)洞試驗(yàn)》[34]中的公式進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，獲得空腔內(nèi)的靜壓系數(shù)和聲壓級、聲壓頻譜特性等試驗(yàn)結(jié)果。

2.2 來流邊界層測試裝置

來流邊界層通過平板發(fā)展，在空腔前緣處進(jìn)入空腔，在腔上方形成剪切層，對空腔內(nèi)的流動特征和流場結(jié)構(gòu)影響很大，故來流邊界層厚度和形態(tài)是影響空腔內(nèi)流動/噪聲特性的一個(gè)非常關(guān)鍵的參數(shù)。在模擬空腔流動的風(fēng)洞試驗(yàn)中，邊界層厚度與空腔深度的比值(即無量綱參數(shù)δ/D)可作為一個(gè)結(jié)果分析的關(guān)鍵參數(shù)。因此需要采用合適的測試手段定量地測量邊界層厚度和速度型?？紤]到下游空腔內(nèi)的流動對平板邊界層的影響較小，開展邊界層測量時(shí)，將空腔進(jìn)行了封閉處理，這樣方便了測壓管路的布置。在試驗(yàn)過程中共設(shè)計(jì)了兩種形式的邊界層測量裝置，分別是單排測壓耙和雙排測壓耙(見圖3)。

單排測壓耙中的測壓管沿高度方向依次緊密鋪疊，管與管之間沒有間隙。經(jīng)估算試驗(yàn)中最大邊界層厚度在10 mm以內(nèi)，單排測壓耙高20 mm，該高度對于測量邊界層厚度已經(jīng)足夠。測壓管穿過支撐塊向前伸出約10 mm，目的是為了盡量減小支撐母體對測壓孔附近流場的干擾。試驗(yàn)中邊界層厚度普遍偏小，約為2～8 mm，因此測壓管采用的是測壓管路中規(guī)格最小的鋼管，其外徑為0.6 mm，壁厚為0.1 mm。需要指出的是因管徑較小，進(jìn)行壓力測量時(shí)，應(yīng)保證足夠長的穩(wěn)壓時(shí)間，測壓耙管路的尺寸及結(jié)構(gòu)示意見圖4(a)，加工制造好的測壓耙測量裝置試驗(yàn)照片見圖4(b)。

(a) 測壓耙尺寸及結(jié)構(gòu)示意圖

(b) 測壓耙照片

圖4測壓耙尺寸及裝置實(shí)物圖
Fig.4Sizeandpictureofthemeasurementharrow

為了更準(zhǔn)確地獲得空腔前緣來流邊界層厚度和速度型分布等重要參數(shù)，試驗(yàn)中還設(shè)計(jì)了雙排測壓耙測量裝置。雙排測壓耙主要是采用兩塊單排測壓耙，其基本的設(shè)計(jì)思路是：通過在高度方向上在兩塊單排測壓耙上錯(cuò)位布置測壓管，從而可在有限的邊界層厚度范圍內(nèi)布置盡量多的測壓管，可獲得更多的邊界層內(nèi)的速度分布梯度數(shù)據(jù)和信息，可以準(zhǔn)確得到邊界層厚度和形態(tài)，并與單排測壓耙的結(jié)果進(jìn)行比對。

3 空腔標(biāo)模風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 不同馬赫數(shù)影響

試驗(yàn)結(jié)果顯示(見圖5)，在腔內(nèi)上游區(qū)域(0

空腔底面測點(diǎn)上的聲壓級隨中心線流向位置變化規(guī)律如圖6所示。試驗(yàn)結(jié)果顯示，在剪切層中脫落渦與空腔后壁的相互作用下，腔內(nèi)噪聲聲壓級最大值發(fā)生在空腔后壁區(qū)域。當(dāng)來流馬赫數(shù)為1.5時(shí)，整個(gè)腔內(nèi)聲壓級最高可達(dá)178 dB，對應(yīng)的脈動壓力波動量約為15.89 kPa，脈動壓力量級達(dá)到來流靜壓的41%，由此可知，脈動壓力量級足以對流場特征產(chǎn)生重要影響。可以發(fā)現(xiàn)，在空腔內(nèi)部上游區(qū)域(x/L<0.5)，聲壓級隨腔內(nèi)中心線流向位置呈現(xiàn)先降低后升高的變化趨勢，在0.2倍空腔長度位置附近，腔內(nèi)相應(yīng)測點(diǎn)的噪聲聲壓級出現(xiàn)最小值。在空腔內(nèi)部下游區(qū)域(x/L>0.5)，聲壓級隨腔內(nèi)中心線流向位置呈現(xiàn)不斷升高的趨勢。與腔內(nèi)聲壓級最低值發(fā)生在空腔底板位置的情況不同，腔內(nèi)聲壓級最高值發(fā)生在空腔后壁區(qū)域。

為了研究腔內(nèi)噪聲載荷的聲壓頻譜特性，研究了空腔內(nèi)聲壓級最大位置(后壁處)的脈動壓力頻譜，如圖7所示，其中橫坐標(biāo)為噪聲試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析離散頻率,縱坐標(biāo)為不同頻率對應(yīng)的噪聲聲壓級。試驗(yàn)結(jié)果顯示，在不同來流馬赫數(shù)條件下，腔內(nèi)脈動壓力聲壓級均在某些典型分析頻率位置出現(xiàn)了聲壓峰值。其中來流馬赫數(shù)為1.5時(shí)，脈動壓力聲壓頻譜特性中典型峰值頻率對應(yīng)的聲壓級幅值最高，而來流馬赫數(shù)為0.6時(shí)，脈動壓力聲壓頻譜特性中典型峰值頻率對應(yīng)的聲壓級幅值最小，而不同馬赫數(shù)情況聲壓峰值對應(yīng)的流激振蕩頻率也有所不同。試驗(yàn)結(jié)果說明腔內(nèi)壓力波動在這些離散頻率處能量較高，這種現(xiàn)象與腔內(nèi)流場所形成的聲波反饋回流具有重要關(guān)系。因?yàn)樵贙elvin-Helmholtz不穩(wěn)定性的作用下，剪切層內(nèi)渦擾動會不斷放大，最終與空腔后壁相遇。在后壁區(qū)域，由于脫落渦引起的壓力間歇升高與降低，流場中產(chǎn)生較強(qiáng)壓力波動，在空腔固壁的約束下，該區(qū)域聲波具有偶極子聲源特征。當(dāng)聲波產(chǎn)生以后，會在空腔內(nèi)部向前傳播，穿過回流區(qū)，并在渦旋結(jié)構(gòu)作用下，在空腔前壁以及底板發(fā)生反射，并與空腔開口區(qū)域剪切層之間相互作用，進(jìn)一步引起剪切層內(nèi)渦擾動的放大效應(yīng)，形成聲波反饋回路，產(chǎn)生一定離散頻率位置的脈動壓力能量放大現(xiàn)象。因此，當(dāng)固壁存在彈性變形時(shí)，可能會出現(xiàn)結(jié)構(gòu)抖振等破壞現(xiàn)象，需要對這些頻率成分進(jìn)行關(guān)注。

3.2 不同攻角影響

為了研究模型攻角對流動結(jié)果的影響，開展了不同模型攻角的高速風(fēng)洞試驗(yàn)，如圖8、圖9和圖10所示，其中模型攻角范圍為-3°～6°，以空腔底板法向(開口方向)朝來流方向變化為正。試驗(yàn)結(jié)果顯示：當(dāng)模型攻角為正時(shí)，模型處于迎風(fēng)面，無論對亞聲速還是超聲速來流情況，空腔內(nèi)脈動壓力表現(xiàn)出的聲壓級受模型攻角變化影響較??；當(dāng)模型攻角為負(fù)時(shí)，模型處于背風(fēng)面，在超聲速來流條件下氣流在空腔模型前端區(qū)域流動方向會發(fā)生偏轉(zhuǎn)，腔內(nèi)脈動壓力受到影響較小，不過在亞聲速來流條件下，模型前端形成擾流，在逆壓梯度影響下，模型區(qū)域會隨著攻角降低而更容易產(chǎn)生流動分離，從而空腔前緣邊界層以及空腔剪切層的流動特征產(chǎn)生變化，使來流邊界層以及剪切層厚度增加，并引起剪切層相對于空腔向外移動，進(jìn)而減弱了剪切層與空腔后壁之間的相互作用，降低了腔內(nèi)脈動壓力幅度，導(dǎo)致亞聲速來流情況下模型攻角為負(fù)時(shí)，空腔內(nèi)聲壓級隨攻角減小而逐漸降低。

圖8比較了不同攻角下來流馬赫數(shù)為0.6和1.5時(shí)空腔平板邊界層內(nèi)的壓力分布結(jié)果。從圖8可以看出，當(dāng)模型攻角為正時(shí)，邊界層內(nèi)流動特征十分相似。這是因?yàn)樵谄桨暹吔鐚油獠繀^(qū)域，外流會發(fā)生流動方向的偏轉(zhuǎn)，并在平板附近始終沿平板方向流動。當(dāng)攻角為正并且變化范圍較小時(shí)，以平板為參考坐標(biāo)系，外流速度、壓力以及溫度等流動參數(shù)變化范圍較小，從而導(dǎo)致邊界層內(nèi)速度分布以及流動狀態(tài)接近。

圖9為亞聲速來流條件(Ma=0.9)時(shí),模型攻角變化對于腔內(nèi)脈動壓力聲壓級和聲壓頻譜特性的影響規(guī)律。試驗(yàn)結(jié)果顯示，當(dāng)模型攻角從0°變化到3°過程中，腔內(nèi)脈動壓力聲壓級和聲壓頻譜特性受到影響均較??；不過當(dāng)模型攻角從0°變化到-3°過程中，腔內(nèi)脈動壓力幅度降低，聲壓級降低幅度最高可達(dá)5 dB，可見噪聲環(huán)境傾向于更加安全。而頻譜特性結(jié)果顯示，腔內(nèi)各階振動模態(tài)對應(yīng)的聲壓峰值強(qiáng)度均有所降低，模型攻角從0°變化到-3°時(shí)聲壓峰值強(qiáng)度最高可降低8 dB，不過聲壓峰值頻率并沒有出現(xiàn)明顯變化，而是隨攻角降低略有減小。這種現(xiàn)象說明當(dāng)模型攻角為正時(shí)，模型處于迎風(fēng)面，攻角小范圍變化并不會對腔內(nèi)聲壓級產(chǎn)生顯著影響，不過模型攻角為負(fù)時(shí)，模型處于背風(fēng)面，模型區(qū)域容易出現(xiàn)流動分離，改變了剪切層的不穩(wěn)定性特征，并使剪切層向空腔外部偏轉(zhuǎn)，從而減弱了剪切層與空腔后壁之間的撞擊，影響了空腔內(nèi)聲波反饋回路，進(jìn)而降低了腔內(nèi)聲壓級。

圖10為超聲速來流條件(Ma=1.5)時(shí)，模型攻角變化對于腔內(nèi)脈動壓力聲壓級和聲壓頻譜特性的影響規(guī)律。根據(jù)圖9所示結(jié)果及分析，模型攻角為負(fù)時(shí)，腔內(nèi)聲壓級降低，噪聲環(huán)境更加安全，因此在超聲速條件下，僅開展了正攻角情況的試驗(yàn)。結(jié)果顯示，當(dāng)模型攻角為正(模型處于迎風(fēng)面時(shí))，無論是亞聲速還是超聲速來流情況，腔內(nèi)聲壓級以及頻譜特征與0°攻角情況接近。因此，在小攻角范圍內(nèi)(0°≤α≤3°)，攻角變化對腔內(nèi)聲壓級及其頻譜特性影響較小。在試驗(yàn)過程中，綜合考慮模型支桿強(qiáng)度、風(fēng)洞堵塞度以及試驗(yàn)安全性因素，未繼續(xù)開展更高模型攻角的風(fēng)洞試驗(yàn)研究。

4 油流試驗(yàn)結(jié)果分析

高速氣流流過空腔時(shí)，空腔前緣處來流邊界層產(chǎn)生分離，跨超聲速下會在空腔前緣形成膨脹波或壓縮波(與空腔幾何參數(shù)/來流馬赫數(shù)有關(guān))，流動分離在空腔上方形成剪切層，剪切層生成、發(fā)展、脫落并與腔固壁相互作用，進(jìn)而在空腔內(nèi)形成剪切層、渦、波系等流場結(jié)構(gòu)之間的相互作用，空腔內(nèi)部流動非線性、非定常性特征明顯，流場較為復(fù)雜。圖11為來流馬赫數(shù)為0.9時(shí)C201空腔標(biāo)模底板、側(cè)壁及后壁的表面油流圖譜試驗(yàn)結(jié)果，氣流方向?yàn)閺淖笙蛴?。空腔?cè)壁油流圖譜結(jié)果顯示，來流邊界層在空腔前緣分離以后，空腔內(nèi)部流場存在較大分離區(qū)，分離線從前緣角點(diǎn)出發(fā)，并沒有逐漸降低至空腔底板，而是橫跨整個(gè)空腔長度，流向空腔后壁區(qū)域，表明空腔開口區(qū)域剪切層與空腔后壁相撞。不過在空腔后壁附近，剪切層尺度與空腔深度相比較大，說明空腔流動更接近于尾跡模式。空腔后壁的油流圖譜也驗(yàn)證了這種現(xiàn)象。

圖12紅色虛線給出空腔側(cè)壁、底板和后壁的三維物面分離線位置。側(cè)壁油流圖譜結(jié)果顯示，當(dāng)氣流流經(jīng)過空腔時(shí)，除了在空腔前緣處存在向腔內(nèi)的流體質(zhì)量注入以外，在空腔側(cè)壁處也存在腔內(nèi)與腔外氣流質(zhì)量交換情況。在腔內(nèi)前部區(qū)域(0

試驗(yàn)結(jié)果與時(shí)均流場的數(shù)值計(jì)算結(jié)果、英國克利夫蘭大學(xué)的油流試驗(yàn)結(jié)果以及澳大利亞Adelaide大學(xué)的理論分析結(jié)果可以得到相互驗(yàn)證，如圖13和圖14所示?？涨坏装逡约昂蟊诘挠土鲌D譜結(jié)果顯示，氣流撞擊空腔后壁以后，氣流向腔內(nèi)方向流動，空腔后壁與底板相交區(qū)域附近的小范圍內(nèi)，氣流發(fā)生分離和再附，分離和再附位置如圖12中紅色和藍(lán)色線所示。根據(jù)圖5所示腔內(nèi)靜壓分布結(jié)果可知，空腔后壁附近存在較強(qiáng)的逆壓梯度和渦旋結(jié)構(gòu)。因此，在逆壓梯度和旋渦流動的影響下，氣流于空腔底板處發(fā)生流動分離(如圖13中空腔底板油流圖譜顯示的結(jié)果)。從分離線的形狀可以發(fā)現(xiàn)，氣流在空腔中心線附近靠近側(cè)壁處分離發(fā)生得較早。氣流在空腔底板處流動方向?yàn)閺挠蚁蜃?，?dāng)氣流運(yùn)動到接近空腔前緣區(qū)域時(shí)，由于空腔前緣固壁的阻礙作用，氣流會沿著空腔前壁流向空腔外部，并引起前緣邊界層產(chǎn)生擾動。不過在氣流向空腔上游的流動過程中，由于空腔底板中心區(qū)域的流速較高，而側(cè)壁位置由于空氣黏性的影響和邊界層流動氣流速度較低。因此，空腔流場中存在沿著空腔底板法向的渦量分布，并在空腔底板前部形成較強(qiáng)的Tornado渦，該旋渦從空腔底板出發(fā)，使氣流以類似“龍卷風(fēng)”形式流向空腔外部，并進(jìn)行腔內(nèi)外流體質(zhì)量交互作用，如圖14所示。

圖15為來流馬赫數(shù)0.6和1.5時(shí)空腔底板油流圖譜結(jié)果。可以發(fā)現(xiàn)，來流馬赫數(shù)為0.6時(shí)，氣流在空腔底板后部分離線位置與Ma=0.9情況較為相近，不同之處在于流動分離線形狀更加平直，而在空腔前壁的流動區(qū)域，Tornado渦之間的距離也更加接近。當(dāng)來流馬赫數(shù)為1.5時(shí)，底板后部分離線位置和形狀與Ma=0.9情況也較為相近，不過在底板前部區(qū)域，Tornado渦之間的距離更大，說明Tornado渦間距隨來流馬赫數(shù)(Ma=0.6、0.9、1.5)提高而增加，也導(dǎo)致不同馬赫數(shù)空腔底板區(qū)域的油流圖譜出現(xiàn)顯著差別。

5 結(jié) 論

1) 完成了典型構(gòu)型空腔(C201)不同來流馬赫數(shù)(亞跨超聲速條件)和不同攻角下(-3°≤α≤3°)的流動/噪聲測量試驗(yàn)，獲得了較為準(zhǔn)確可靠的空腔流動與噪聲基本數(shù)據(jù)，為數(shù)值計(jì)算方法驗(yàn)證和機(jī)理分析提供了數(shù)據(jù)基礎(chǔ)和依據(jù)。

2) 分析了來流馬赫數(shù)和攻角對空腔流動/噪聲特性的影響規(guī)律，并初步分析了空腔內(nèi)流動結(jié)構(gòu)與噪聲間的耦合影響關(guān)系，闡述了空腔內(nèi)流場結(jié)構(gòu)的演化過程和規(guī)律。

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